– поддержание связи между отдельными войсковыми соединениями и их штабами, также между элементами боевого порядка, на марше, в разведке и бою;
– в исключительных случаях использование для разведки целей в интересах Полярной авиации и усиление последней в случаях выполнения его задач в интересах войскового командования;
– полет, как правило, одиночными самолетами;
– выполнение задач днем и ночью и в затруднительных метеорологических условиях;
– работа (взлет и посадка) со слабо оборудованных площадок ограниченных размеров;
– самостоятельная оборона в полете от воздушного противника, обеспечивающая уход под защиту наземных средств ПВО.
При затруднительных метеорологических условиях или при выполнении специальных задач высота полета может быть снижена до 200 метров.
Следует также отметить, что необходимо обеспечить обзор нижней полусферы из кабины переднего летнаба путем остекления части пола в кабине.
Размещение и пользование 3-й огневой точки для стрельбы под хвост следует при данной схеме сделать для переднего стрелка.
В гражданском варианте следовало бы сделать нос и хвост фюзеляжа другими, а именно бутафорией, дающей хорошее обтекание и обзор летчику вперед. Для этого надо нос и хвост фюзеляжа делать разъемными, которые при мобилизации будут немедленно заменены другими, утвержденными по схеме военного варианта ВС-2.
Для центровки не в военном варианте это будет даже лучше».
Далее следуют выводы:
«Представленный аэродинамический расчет сделан на полетный вес 4200 кг, а самолет должен весить примерно 3430 кг, следовательно, представленные летные данные не верны.
Нагрузка принята в проекте 1600 кг, а должна быть 1237 кг.
Аэродинамический расчет самолета ВС-2 для моторов М-22 и М-52 сделан на один и тот же вес, что не выявляет действительного эффекта от применения того или иного мотора.
Посадочная скорость, определенная при данной схеме самолета в 82 км/ч должна быть получена в пределах 56- 60 км/ч, что требует обязательного подтверждении продувкой.
Продувок модели самолета или крыла не представлено, и аэродинамическая схема самолета ничем не оправдана.
Определение длины разбега и пробега, а также расчета виражей и полета на одном моторе не представлено.
Конструктор отказался от нормального расположения руля высоты и стабилизатора (на продолжении хорды) и с целью уменьшения посадочной скорости применил клапаны типа «Нортроп». Однако при отгибе клапана для уменьшения посадочной скорости, в целях балансировки самолета, вероятно, придется увеличивать отклонение стабилизатора, что поведет к повышению скорости. Поэтому без специальной продувки совершенно не ясен вопрос как о целесообразности вынесения элеронов и стабилизатора из контура крыла, как и об эффективности устанавливаемых клапанов. Продувок модели, характеризующих устойчивость самолета, не представлено.
Летных данных самолета зимой, когда шасси не будет убираться, не представлено.
Центровка самолета сделана на другой вес (3986 кг), чем принятый для аэродинамического расчета (4200 кг). Разбивка весов по центровке не сходится с весами отдельных элементов, указанных по весовой характеристике.
В весовом отношении предложения схема «летающее крыло» неоправданна, вес конструкции преувеличен.
В эксплуатационном отношении в представленной схеме рассматриваются как нерациональные: малое расстояние от земли конца хвоста фюзеляжа, концов коков костылей, концов шайб; применение шасси без амортизации и колес-«дутиков»; применение обшивки консолей из фанеры; большой угол капотажа.
Представленная центровка самолета с моторами М-22 показывает, что при разных боевых положениях экипажа центровка колеблется от 33,91% до 34,4% максимальной хорды. Бомбы расположены в центре тяжести самолета, что сложно учесть при расчете очередности сбрасывания бомб. При выпущенных шасси центр тяжести передвигается вперед.
Вес полезной нагрузки для самолета с моторами М-22 больше, чем заданный техническими требованиями (656-627 кг). Это объясняется тем, что в проекте для заднего и переднего стрелков приняты одинаковые веса. А в технических требованиях дается для переднего стрелка два пулемета ШКАС, а для заднего – один. Вес аэронавигационного оборудования не учтен. Отношение веса полной нагрузки к полетному весу достаточное».
Отмечалось, что вес крыла, фюзеляжа и шасси выдержан в хороших пределах. Вес оперения большой из-за своеобразной схемы самолета, и снижение его невозможно ввиду необходимости иметь достаточную жесткость. Вес винтомоторной группы велик по сравнению с другими многомоторными самолетами. Но учитывая, что дается малая нагрузка на 1 л.с., его следует сравнивать с истребителями.
Вес горючего принят в 545 кг. Никаких расчетов потребности в горючем для заданной технической дальности полета самолета не представлено.
В части разбега и пробега поставленные тактико-технические требования оказались выполнимы.
Расчетные данные продольной устойчивости для планирующего и моторного полетов не были обеспечены результатами продувок на продольную устойчивость самолета, хотя при данной схеме самолета это необходимо. Специалисты ЦАГИ предлагали самолет рассчитать по новым нормам прочности. По их мнению, принятое расположение переднего и заднего лонжеронов – на 39% и 84% хорды соответственно – не будет пригодным с точки зрения веса крыла.
